一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置的制作方法

1.本实用新型属于航空保障装备制造领域，特别是涉及一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置。


背景技术：

2.某大型涡扇航空发动机尾喷中心管为收敛式锥形结构，在飞机地面停放时需对其进行堵塞和防护，以防止风沙、雨雪等异物进入发动机。目前，在用的防护装置多以中心管外锥面作为装配接触面，接触部位采用内层橡胶垫和外层帆布套的结构型式，但因光滑的锥形表面与防护装置之间的摩擦力小，两者之间的配合紧度偏低，且相互配合的两个同向锥形间无机械限位作用，导致防护装置在机场大风等恶劣环境下经常出现掉落，且发动机停车后的余温易损伤其表面帆布层，降低其使用寿命。


技术实现要素：

3.为解决以上技术问题，本实用新型提供一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，此装置选用尾喷中心管的内锥面作为装配接触面，通过锥面配合增强了连接的可靠性，有效防止了脱落的风险。
4.为了实现上述的技术特征，本实用新型的目的是这样实现的：一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，它包括定位套筒，定位套筒的内部滑动安装有锥形顶杆，锥形顶杆的外锥形段与压块的内锥形面相配合，压块均布滑动安装在定位套筒的圆周方向，压块的外锥形面与尾喷中心管的内锥形面相配合；锥形顶杆的尾部推杆滑动设置在尾部套筒的套管的内部，尾部套管通过法兰固定在定位套筒外端面；尾部推杆和套管之间设置有手柄锁紧机构。
5.所述外锥形段的中心部位加工有盲孔。
6.所述定位套筒包括筒体，筒体的外圆周上设置有用于和尾喷中心管的外端面相配合的轴向限位凸台。
7.所述轴向限位凸台与尾喷中心管相接触的端面设置有玻璃纤维复合材料层；所述外锥形面与尾喷中心管相接触的外表面设置有玻璃纤维复合材料层。
8.所述压块位于定位套筒内部的外端面设置有限位块。
9.所述手柄锁紧机构包括锁紧手柄，锁紧手柄的穿过加工在套管上的滑槽，锁紧手柄的底端通过螺纹配合安装在尾部推杆的径向螺纹孔上，锁紧手柄和套管之间设置有弧形垫圈。
10.所述压块上加工有通孔，多个压块之间通过穿过通孔的o型弹力圈相连。
11.所述尾部套筒的法兰通过法兰螺栓与定位套筒固定相连，在套管的尾部设置有尾部法兰。
12.本实用新型有如下有益效果：
13.1.本实用新型提供一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，选择尾喷中心
管的内锥面作为装配接触面，可有效防脱。
14.2.通过锥形顶杆的推动将沿周向均匀分布的4个压块向外顶出涨开，与尾喷中心管的内锥面贴合压紧，两者之间采用反向锥面配合，在防护装置上设置限位凸台与尾喷中心管管口端面贴合对其轴向进行限位，锥形顶杆推动到位后通过锁紧手柄进行锁紧止动。
15.3.各周向压块在锥形顶杆向后缩回时可在o型弹力圈的作用下从压紧面上松开并自动回位，可方便快捷的从飞机上取下防护装置。
16.4.防护装置与尾喷中心管的接触部位设置耐高温玻璃纤维复合材料层进行防护和绝缘隔离，采用玻纤预浸料铺贴后与主体结构一体加温加压固化成形，可耐受发动机停车后的余温，防止接触部位的电偶腐蚀。
17.5.采用高强度铝合金材料作为主材减轻重量。
18.6.防护装置具有重量轻，堵塞可靠，有效防脱，安全耐用，操作简单，使用方便等优点。
附图说明
19.下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步说明。
20.图1为本实用新型主视图。
21.图2为本实用新型右视图。
22.图3为本实用新型图2中a-a视图。
23.图4为本实用新型第一视角三维图。
24.图5为本实用新型第二视角三维图。
25.图6为本实用新型第三视角三维图。
26.图7为本实用新型装置安装使用过程中的第一视角三维图。
27.图8为本实用新型装置安装使用过程中的第二视角三维图。
28.图中：锥形顶杆1、定位套筒2、压块3、弧形垫圈4、锁紧手柄5、尾部套筒6、o型弹力圈7、法兰螺栓8、尾喷中心管9；
29.尾部推杆101、外锥形段102、盲孔103；
30.筒体201、轴向限位凸台202；
31.内锥形面301、外锥形面302、玻璃纤维复合材料层303、限位块304；
32.尾部法兰601、套管602、滑槽603、法兰604。
具体实施方式
33.下面结合附图对本实用新型的实施方式做进一步的说明。
34.参见图1-7，一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，它包括定位套筒2，定位套筒2的内部滑动安装有锥形顶杆1，锥形顶杆1的外锥形段102与压块3的内锥形面301相配合，压块3均布滑动安装在定位套筒2的圆周方向，压块3的外锥形面302与尾喷中心管9的内锥形面相配合；锥形顶杆1的尾部推杆101滑动设置在尾部套筒6的套管602的内部，尾部套管6通过法兰604固定在定位套筒2外端面；尾部推杆101和套管602之间设置有手柄锁紧机构。此装置选用尾喷中心管的内锥面作为装配接触面，通过锥面配合增强了连接的可靠性，有效防止了脱落的风险。具体使用过程中，通过多个压块沿周向均匀分布，可在锥形推
杆的作用下向外顶出和涨开，与尾喷中心管9的内锥面贴合并压紧；压块与尾喷中心管9的内锥面之间为反向锥面配合，压块压紧后具有很好的限位作用，可有效防脱。
35.进一步的，所述外锥形段102的中心部位加工有盲孔103。通过采用盲孔103能够起到减材的效果。
36.进一步的，所述定位套筒2包括筒体201，筒体201的外圆周上设置有用于和尾喷中心管9的外端面相配合的轴向限位凸台202。通过上述的轴向限位凸台202与尾喷中心管9管口端面贴合对其轴向进行限位。
37.进一步的，所述轴向限位凸台202与尾喷中心管9相接触的端面设置有玻璃纤维复合材料层；所述外锥形面302与尾喷中心管9相接触的外表面设置有玻璃纤维复合材料层303。玻璃纤维复合材料层能够耐高温，进而将装置与尾喷中心管9进行防护和绝缘隔离，采用玻纤预浸料铺贴后与主体结构一体加温加压固化成形，可耐受发动机停车后的余温，防止接触部位的电偶腐蚀。
38.进一步的，所述压块3位于定位套筒2内部的外端面设置有限位块304。通过上述的限位块304能够有效防止压块3在伸缩滑动过程中发生脱落的风险。
39.进一步的，所述手柄锁紧机构包括锁紧手柄5，锁紧手柄5的穿过加工在套管602上的滑槽603，锁紧手柄5的底端通过螺纹配合安装在尾部推杆101的径向螺纹孔上，锁紧手柄5和套管602之间设置有弧形垫圈4。通过上述的手柄锁紧机构能够用于将锥形顶杆1进行锁紧固定，锥形顶杆推动到位后通过锁紧手柄进行锁紧止动，锁紧手柄与锥形推杆通过螺纹配合连接，紧固螺纹时可对锥形顶杆进行止动，松开螺纹时可对锥形顶杆进行推动。
40.进一步的，所述压块3上加工有通孔，多个压块3之间通过穿过通孔的o型弹力圈7相连。各周向压块在锥形顶杆向后缩回时可在o型弹力圈7的作用下从压紧面上松开并自动回位，可方便快捷的从飞机上取下防护装置。
41.进一步的，所述尾部套筒6的法兰604通过法兰螺栓8与定位套筒2固定相连，在套管602的尾部设置有尾部法兰601。通过上述的尾部套筒6能够用于对锥形顶杆1的尾部进行滑动支撑。
42.进一步的，防护装置采用高强度铝合金材料作为主材减轻重量。
43.本实用新型的装配使用过程如下：
44.选择尾喷中心管9的内锥面作为装配接触面，通过锥形顶杆的推动将沿周向均匀分布的4个压块3向外顶出涨开，与尾喷中心管的内锥面贴合压紧，两者之间采用反向锥面配合，在防护装置上设置限位凸台与尾喷中心管管口端面贴合对其轴向进行限位，锥形顶杆1推动到位后通过锁紧手柄进行锁紧止动，各周向压块在锥形顶杆向后缩回时可在o型弹力圈的作用下从压紧面上松开并自动回位，可方便快捷的从飞机上取下防护装置，防护装置与尾喷中心管的接触部位设置耐高温玻璃纤维复合材料层进行防护和绝缘隔离，采用玻纤预浸料铺贴后与主体结构一体加温加压固化成形，可耐受发动机停车后的余温，防止接触部位的电偶腐蚀。采用高强度铝合金材料作为主材减轻重量，具有重量轻，堵塞可靠，有效防脱，安全耐用，操作简单，使用方便等优点。

技术特征：
1.一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，其特征在于：它包括定位套筒（2），定位套筒（2）的内部滑动安装有锥形顶杆（1），锥形顶杆（1）的外锥形段（102）与压块（3）的内锥形面（301）相配合，压块（3）均布滑动安装在定位套筒（2）的圆周方向，压块（3）的外锥形面（302）与尾喷中心管（9）的内锥形面相配合；锥形顶杆（1）的尾部推杆（101）滑动设置在尾部套筒（6）的套管（602）的内部，尾部套管（6）通过法兰（604）固定在定位套筒（2）外端面；尾部推杆（101）和套管（602）之间设置有手柄锁紧机构。2.根据权利要求1所述一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，其特征在于：所述外锥形段（102）的中心部位加工有盲孔（103）。3.根据权利要求1所述一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，其特征在于：所述定位套筒（2）包括筒体（201），筒体（201）的外圆周上设置有用于和尾喷中心管（9）的外端面相配合的轴向限位凸台（202）。4.根据权利要求3所述一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，其特征在于：所述轴向限位凸台（202）与尾喷中心管（9）相接触的端面设置有玻璃纤维复合材料层；所述外锥形面（302）与尾喷中心管（9）相接触的外表面设置有玻璃纤维复合材料层（303）。5.根据权利要求1所述一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，其特征在于：所述压块（3）位于定位套筒（2）内部的外端面设置有限位块（304）。6.根据权利要求1所述一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，其特征在于：所述手柄锁紧机构包括锁紧手柄（5），锁紧手柄（5）的穿过加工在套管（602）上的滑槽（603），锁紧手柄（5）的底端通过螺纹配合安装在尾部推杆（101）的径向螺纹孔上，锁紧手柄（5）和套管（602）之间设置有弧形垫圈（4）。7.根据权利要求1所述一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，其特征在于：所述压块（3）上加工有通孔，多个压块（3）之间通过穿过通孔的o型弹力圈（7）相连。8.根据权利要求1所述一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，其特征在于：所述尾部套筒（6）的法兰（604）通过法兰螺栓（8）与定位套筒（2）固定相连，在套管（602）的尾部设置有尾部法兰（601）。

技术总结
本实用新型提供了一种大型涡扇航空发动机尾喷中心管防护装置，它包括定位套筒，定位套筒的内部滑动安装有锥形顶杆，锥形顶杆的外锥形段与压块的内锥形面相配合，压块均布滑动安装在定位套筒的圆周方向，压块的外锥形面与尾喷中心管的内锥形面相配合；锥形顶杆的尾部推杆滑动设置在尾部套筒的套管的内部，尾部套管通过法兰固定在定位套筒外端面；尾部推杆和套管之间设置有手柄锁紧机构。此装置选用尾喷中心管的内锥面作为装配接触面，通过锥面配合增强了连接的可靠性，有效防止了脱落的风险。有效防止了脱落的风险。有效防止了脱落的风险。


技术研发人员：高双全 王峻
受保护的技术使用者：凌云（宜昌）航空装备工程有限公司
技术研发日：2023.01.10
技术公布日：2023/6/2